CN115901937A - 一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法 - Google Patents
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Abstract
本发明一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，用于如航空涡轮发动机1等的涡轮发动机转子12的缺陷或者叶片之间间隙等的监视检测评估计算方法，采用在高温线圈***喷涂或加镀金属膜层的检测传感，通过同时结合分析高温线圈的涡流检测参数值和金属膜层检测的电容参数值，融合进行对比分析发动机叶片间的间隙以及叶尖是否缺损的信息。
Description
技术领域
本发明涉及无损检测技术领域，具体涉及用于如航空涡轮发动机等的转子叶片及其叶片间隙的监视检测方法，特别是涉及一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法。
背景技术
航空发动机是飞行器的心脏，其可靠性与寿命是动力设计维保的基本工作要求。其中，叶尖间隙测量与损伤是航空发动机工作时的健康故障诊断的重心。虽然，目前有很多种检/监测方法可用于航空发动机在用原位监测，特别是电容法的传感器应用相对可靠，故普及面较广。然而电容法的不足之处是受机匣内油汽氛围的影响（即电容介质）影响较大，精度不够。
针对以上问题，本发明采用如下技术方案进一步改进。
发明内容
本发明的目的提供一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，公开的技术方案如下：
一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，用于如航空涡轮发动机(1)等的涡轮发动机转子(12)的缺陷或者叶片之间间隙等的监视检测评估计算方法，其特征在于采用在高温线圈***喷涂或加镀金属膜层的检测传感，通过同时结合分析高温线圈的涡流检测参数值和金属膜层检测的电容参数值，融合进行对比分析发动机叶片间的间隙以及叶尖是否缺损的信息，具体步骤如下：
a.检测装置安装：将带金属膜层的高温线圈组成的检测探头安装于涡轮发动机转子外壳壁上，检测面径向正对于转子中心，且当转子旋转时，检测探头的检测面正对于每个叶片的叶尖端进行安装固定；
b.实际检测：涡轮发动机转子工作旋转时，高温线圈提取涡流检测参数值，金属膜层提取检测的电容参数值，发送至检测仪器；
c.数据分析处理：对比分析涡流检测参数值与电容参数值，评估计算外在因数（发动机匣内油汽氛围等）对检测结果的影响偏差，从而判定被检测叶片的缺损和隐患状态情况。
进一步的，所述的步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子旋转一周时对比同一叶片的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
进一步的，所述的步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子相邻两个叶片的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
进一步的，所述的步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子间隔的几个叶片之间的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
进一步的，所述的带喷涂或镀膜一层金属膜层的高温线圈组成的检测探头中，包括在平面螺旋线圈的平面上下两个分别设置的两层相互绝缘的金属膜，分别检测和提取两层金属膜的电容参数值，c步骤中对比分析涡流检测参数值与两组电容参数值。
进一步的，所述的步骤c中对比分析的参数为对比两层金属膜分别提取的电容参数值之间差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，再结合涡流检测参数值进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
进一步的，所述的步骤b中的步骤c中对比分析的参数为分别每一层金属膜提取的电容参数值与高温线圈检测的涡流参数值的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，再结合分析评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
进一步的，所述的金属膜提取电容参数值作为长期的监测检测，必要时高温线圈提取涡流参数值进行二次判定检测。因电容施加的直流电信号在电源的设置上更为简单和省电，而涡流检测信号为高频交变电信号，更为复杂和费电。因此可以将金属膜作为电容极片时的检测作为长期的监视传感器使用，而在必要时提取而施加于该镀层内的高温线圈交变电流，可透过镀层在叶尖上形成涡流，通过对该涡流场的检波分析，从而获得叶片间的间隙以及叶尖是否缺损的信息，进行二次判定检测。可依据需要将金属膜和高温线圈连接成并或串联谐振电路，以起到放大检测信号的目的。
本发明还公开一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤检索探头制作方法，用于监视检测如航空涡轮发动机(1)等的涡轮发动机转子(12)的缺陷或者叶片之间间隙等缺陷状态的检测探头，其特征在于采用在高温线圈***喷涂或加镀金属膜层，在高温线圈***形成金属膜层的电容极片的制作方法，具体步骤如下：
a.制作涡流检测线圈：使用高温金属材料缠绕制作线圈，作为涡流检测参数值提取的线圈放于模型内备用；
b.线圈绝缘处理：对a步骤中的金属线圈进行绝缘处理，通常使用高温绝缘材料进行处理；
c.金属镀膜：在线圈的高温绝缘材料外进行涂覆或加镀金属膜层。
进一步的，所述的金属线圈为平面螺旋线圈，在金属镀膜中，分别在平面螺旋形的金属线圈的上下螺旋面上均涂覆或加镀金属镀膜层。
据以上技术方案，本发明具有以下有益效果：本发明一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，采用电涡流法结合电容法同时进行发动机叶片的在线原位监测。其主要优点是：涡流法受油汽影响很小，弥补了电容法的不足。在其集成传感器的设计上，采用金属膜喷涂技术。即该金属膜镀层与叶尖形成电容C，可按常规电容法作为监测传感器使用。而施加于该镀层内的高温线圈交变电流，可透过镀层在叶尖上形成涡流，通过对该涡流场的检波分析，从而获得叶片间的间隙以及叶尖是否缺损的信息，二者的信息融合可以大大提高监测的可靠性及灵敏度。
附图说明
图1为本发明最佳实施例的监视检测装置使用状态示意图；
图2为本发明最佳实施例的检测装置结构示意图；
图3为本发明最佳实施例的监视检测传感器示意图；
图4为本发明最佳实施例的监视检测传感器示意图；
图5为本发明最佳实施例的监视检测传感器示意图；
图6为本发明最佳实施例的监视检测传感器示意图；
图7为本发明最佳实施例的监视检测放大示意图；
图8为本发明最佳实施例的监视检测放大示意图；
图9为本发明最佳实施例的制作工艺示意图，
图10为本发明最佳实施例的制作工艺示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式，对本发明做进一步说明。
如图1至10所示，一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，用于如航空涡轮发动机1等的涡轮发动机转子12的缺陷或者叶片11之间间隙等的监视检测评估计算方法，采用在高温线圈***喷涂或加镀金属膜层的检测传感器2，检测传感器2电连接于检测仪器3，通过同时结合分析高温线圈211的涡流检测参数值和金属膜层212检测的电容参数值，融合进行对比分析发动机叶片11间的间隙12以及叶尖是否缺损的信息，具体步骤如下：
a.检测装置安装：将带金属膜层的高温线圈组成的检测探头安装于涡轮发动机转子外壳壁上，检测面径向正对于转子中心，且当转子旋转时，检测探头的检测面正对于每个叶片11的叶尖端111进行安装固定；
b.实际检测：涡轮发动机转子工作旋转时，高温线圈提取涡流检测参数值，金属膜层提取检测的电容参数值，发送至检测仪器；
c.数据分析处理：对比分析涡流检测参数值与电容参数值，评估计算外在因数（发动机匣内油汽氛围等）对检测结果的影响偏差，从而判定被检测叶片的缺损和隐患状态情况。
如图7和图8中所示，电容检测原理中，电场中的电流量部分取决于检测元件和目标表面之间的电容。由于目标和检测元件的尺寸是恒定的，因此假设间隙中的材料不变，则电容将取决于探头与目标之间的距离，探头与目标之间的距离的变化将改变电容，从而改变检测元件中的电流，传感器中的电子元件产生与输出成正比的校准输出电压。电流的大小，从而指示目标的位置。即金属膜212与叶尖111之间的距离值H1和H2，评估叶片的变化。如图8，线圈上、下层表面都镀金属层，获取两层金属膜的两组电容值，专利中没有具体写设计两层金属膜的作用。以及，外层加镀金属层，可以起到外界屏蔽电磁干扰之作用。
其中一种实施方式，步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子旋转一周时对比同一叶片的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
其中一种实施方式，步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子相邻两个叶片的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
其中一种实施方式，步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子间隔的几个叶片之间的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
如图6中所示，带喷涂或镀膜一层金属膜层212的高温线圈211组成的检测探头21中，包括在平面螺旋线圈211的平面上下两个分别设置的两层相互绝缘的金属膜211，分别检测和提取两层金属膜211的电容参数值，c步骤中对比分析涡流检测参数值与两组电容参数值。
其中一种方式，步骤c中对比分析的参数为对比两层金属膜分别提取的电容参数值之间差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，再结合涡流检测参数值进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
其中一种方式，步骤b中的步骤c中对比分析的参数为分别每一层金属膜提取的电容参数值与高温线圈检测的涡流参数值的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，再结合分析评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
在一种情况下，金属膜提取电容参数值作为长期的监测检测，必要时高温线圈提取涡流参数值进行二次判定检测。因电容施加的直流电信号在电源的设置上更为简单和省电，而涡流检测信号为高频交变电信号，更为复杂和费电。因此可以将金属膜作为电容极片时的检测作为长期的监视传感器使用，而在必要时提取而施加于该镀层内的高温线圈交变电流，可透过镀层在叶尖上形成涡流，通过对该涡流场的检波分析，从而获得叶片间的间隙以及叶尖是否缺损的信息，进行二次判定检测。可依据需要将金属膜和高温线圈连接成并或串联谐振电路，以起到放大检测信号的目的。
如图9和图10中所示，本发明还公开一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤检索探头制作方法，用于监视检测如航空涡轮发动机1等的涡轮发动机转子12的缺陷或者叶片之间间隙等缺陷状态的检测探头，采用在高温线圈***喷涂或加镀金属膜层，在高温线圈***形成金属膜层的电容极片的制作方法，具体步骤如下：
a.制作涡流检测线圈：使用高温金属材料缠绕制作线圈，作为涡流检测参数值提取的线圈放于模型内备用；
b.线圈绝缘处理：对a步骤中的金属线圈进行绝缘处理，通常使用高温绝缘材料进行处理；
c.金属镀膜：在线圈的高温绝缘材料外进行涂覆或加镀金属膜层。
金属线圈为平面螺旋线圈，在金属镀膜中，分别在平面螺旋形的金属线圈的上下螺旋面上均涂覆或加镀金属镀膜层。
以上为本发明的其中一种实施方式。此外，需要说明的是，凡依本专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本专利的保护范围内。
Claims (10)
1.一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于采用在高温线圈***喷涂或加镀金属膜层的检测传感，通过同时结合分析高温线圈的涡流检测参数值和金属膜层检测的电容参数值，融合进行对比分析发动机叶片间的间隙以及叶尖是否缺损的信息，具体步骤如下：
a.检测装置安装：将带金属膜层的高温线圈组成的检测探头安装于涡轮发动机转子外壳壁上，检测面径向正对于转子中心，且当转子旋转时，检测探头的检测面正对于每个叶片的叶尖端进行安装固定；
b.实际检测：涡轮发动机转子工作旋转时，高温线圈提取涡流检测参数值，金属膜层提取检测的电容参数值，发送至检测仪器；
c.数据分析处理：对比分析涡流检测参数值与电容参数值，评估计算外在因数（发动机匣内油汽氛围等）对检测结果的影响偏差，从而判定被检测叶片的缺损和隐患状态情况。
2.根据权利要求1所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于所述的步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子旋转一周时对比同一叶片的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
3.根据权利要求1所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于所述的步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子相邻两个叶片的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
4.根据权利要求1所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于所述的步骤c中对比分析的参数为涡轮发动机转子间隔的几个叶片之间的涡流检测参数值与电容参数值，分别分析涡流检测参数值与电容参数值之间的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
5.根据权利要求1所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于所述的带喷涂或镀膜一层金属膜层的高温线圈组成的检测探头中，包括在平面螺旋线圈的平面上下两个分别设置的两层相互绝缘的金属膜，分别检测和提取两层金属膜的电容参数值，c步骤中对比分析涡流检测参数值与两组电容参数值。
6.根据权利要求5所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于所述的步骤c中对比分析的参数为对比两层金属膜分别提取的电容参数值之间差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，再结合涡流检测参数值进行评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
7.根据权利要求5所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于所述的步骤b中的步骤c中对比分析的参数为分别每一层金属膜提取的电容参数值与高温线圈检测的涡流参数值的差异值，计算判定外在因数对检测值的影响后，再结合分析评估涡轮发动机转子叶片的缺损和隐患状态情况。
8.根据权利要求1至7中任一权利要求所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤监测方法，其特征在于所述的金属膜提取电容参数值作为长期的监测检测，必要时高温线圈提取涡流参数值进行二次判定检测。
9.一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤检索探头制作方法，其特征在于采用在高温线圈***喷涂或加镀金属膜层，在高温线圈***形成金属膜层的电容极片的制作方法，具体步骤如下：
a.制作涡流检测线圈：使用高温金属材料缠绕制作线圈，作为涡流检测参数值提取的线圈放于模型内备用；
b.线圈绝缘处理：对a步骤中的金属线圈进行绝缘处理，通常使用高温绝缘材料进行处理；
c.金属镀膜：在线圈的高温绝缘材料外进行涂覆或加镀金属膜层。
10.根据权利要求9所述的一种集成化航空发动机叶尖间隙及损伤检索探头制作方法，其特征在于所述的金属线圈为平面螺旋线圈，在金属镀膜中，分别在平面螺旋形的金属线圈的上下螺旋面上均涂覆或加镀金属镀膜层。
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